RU2336421C2 - Turbojet engine rotary blade and turbojet engine rotary assembly - Google Patents
Turbojet engine rotary blade and turbojet engine rotary assembly Download PDFInfo
- Publication number
- RU2336421C2 RU2336421C2 RU2004105544/06A RU2004105544A RU2336421C2 RU 2336421 C2 RU2336421 C2 RU 2336421C2 RU 2004105544/06 A RU2004105544/06 A RU 2004105544/06A RU 2004105544 A RU2004105544 A RU 2004105544A RU 2336421 C2 RU2336421 C2 RU 2336421C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- blade
- line
- turbojet engine
- leading edge
- sections
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
- F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
- F04D29/00—Details, component parts, or accessories
- F04D29/26—Rotors specially for elastic fluids
- F04D29/32—Rotors specially for elastic fluids for axial flow pumps
- F04D29/321—Rotors specially for elastic fluids for axial flow pumps for axial flow compressors
- F04D29/324—Blades
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
- F01D5/12—Blades
- F01D5/14—Form or construction
- F01D5/141—Shape, i.e. outer, aerodynamic form
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2250/00—Geometry
- F05D2250/20—Three-dimensional
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- Fluid Mechanics (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
Description
Область техники, к которой относится изобретениеFIELD OF THE INVENTION
Настоящее изобретение относится к лопаткам турбореактивного двигателя. Более конкретно, изобретение относится к геометрии лопаток вентилятора или компрессоров турбореактивного двигателя.The present invention relates to blades of a turbojet engine. More specifically, the invention relates to the geometry of fan blades or turbojet compressors.
Уровень техникиState of the art
Турбореактивный двигатель часто снабжается вентилятором, за которым в направлении течения газов через турбореактивный двигатель следует многоступенчатый компрессор. Вентилятор и компрессор относятся к вращающимся узлам турбореактивного двигателя, через которые проходит газовый поток. Каждый из них содержит ряд подвижных лопаток, промежутки (каналы) между которыми обеспечивают прохождение газовых потоков. Лопатки этих узлов вращаются со скоростями, способными сообщить газовым потокам, протекающим через эти узлы турбореактивного двигателя, околозвуковые или даже сверхзвуковые скорости.A turbojet engine is often equipped with a fan, followed by a multi-stage compressor in the direction of gas flow through the turbojet engine. The fan and compressor relate to the rotating units of the turbojet engine through which the gas stream passes. Each of them contains a number of movable blades, the gaps (channels) between which ensure the passage of gas flows. The blades of these nodes rotate at speeds capable of telling the gas flows flowing through these nodes of the turbojet engine to transonic or even supersonic speeds.
Хотя высокие скорости течения позволяют, в частности, повысить расход потока и тем самым увеличить тягу турбореактивного двигателя, они в то же время создают нежелательные шумы. В частности, существенную часть этих шумов составляет "сверхзвуковой удар", соответствующий переходу потока с околозвуковых скоростей на сверхзвуковые. Другие эффекты взаимодействия, вызывающие турбулентность газового потока вблизи вентилятора (широкополосный шум), также являются источниками шумов в вентиляторе.Although high flow rates allow, in particular, to increase the flow rate and thereby increase the thrust of the turbojet engine, they at the same time create unwanted noises. In particular, a significant part of these noises is the “supersonic impact” corresponding to the transition of the flow from transonic speeds to supersonic ones. Other interaction effects that cause gas flow turbulence near the fan (broadband noise) are also sources of noise in the fan.
Поэтому конструкторы двигателей пытаются разработать лопатки для вентилятора и компрессора, позволяющие повысить напор в турбореактивном двигателе, уменьшив в то же время шумы, порождаемые течением газового потока, проходящего через эти узлы. Кроме того, в процессе разработки таких лопаток необходимо принимать во внимание многие другие параметры - в частности аэродинамику и механику лопаток. По существу, лопатки должны быть сконструированы таким образом, чтобы оптимизировать расход и давление газового потока, протекающего мимо них, обеспечивая в то же время их высокую механическую прочность. В частности, механические напряжения, испытываемые лопатками при высоких скоростях вращения, становятся исключительно большими вследствие высокого уровня вибрации и воздействия на лопатки центробежной силы.Therefore, engine designers are trying to develop blades for the fan and compressor to increase the pressure in the turbojet engine, while at the same time reducing the noise generated by the flow of gas flow through these nodes. In addition, in the process of developing such blades, it is necessary to take into account many other parameters - in particular the aerodynamics and mechanics of the blades. Essentially, the blades should be designed in such a way as to optimize the flow rate and pressure of the gas stream flowing past them, while at the same time providing their high mechanical strength. In particular, the mechanical stresses experienced by the blades at high rotational speeds become extremely large due to the high level of vibration and the effect of centrifugal force on the blades.
В известных решениях были предложены различные варианты геометрии лопаток вентилятора и компрессоров. В качестве ближайшего аналога вращающегося узла и вращающейся лопатки турбореактивного двигателя по настоящему изобретению могут быть выбраны вентилятор и лопатка (лопасть) вентилятора, описанные в патентном документе ЕР 0774567, МПК F01D 5/14; F04D 29/38, опубл. 21.05.97. Известные лопатки вентилятора и компрессоров (включая описанные в названном документе) отличаются, в основном, законом изменения сечений лопатки, общей кривизной и возможным наличием аэродинамических элементов профиля, позволяющих улучшить аэродинамические характеристики и снизить шумы, порождаемые вентилятором и компрессорами турбореактивного двигателя. В то же время ни одна из этих лопаток не позволяет добиться эффективных аэродинамических характеристик во всех условиях эксплуатации турбореактивного двигателя, в частности, в интенсивном режиме (например, при взлете самолета и в конце набора высоты) и в режиме частичной нагрузки (например, в фазе похода), соблюдая в то же время все более строгие нормативы, определяющие допустимый уровень шума.In known solutions, various geometry options for fan blades and compressors have been proposed. As the closest analogue to the rotating assembly and the rotating blade of the turbojet engine of the present invention, a fan and a fan blade (blade) described in patent document EP 0774567, IPC F01D 5/14; F04D 29/38, publ. 05/21/97. Known fan blades and compressors (including those described in the aforementioned document) differ mainly in the law of variation of the blade sections, in general curvature and in the possible presence of aerodynamic profile elements, which can improve aerodynamic characteristics and reduce the noise generated by the fan and compressors of the turbojet engine. At the same time, none of these blades can achieve effective aerodynamic characteristics in all operating conditions of a turbojet engine, in particular, in intensive mode (for example, when taking off the plane and at the end of climb) and in partial load mode (for example, in phase campaign), observing at the same time increasingly stringent standards that determine the permissible noise level.
Раскрытие изобретенияDisclosure of invention
Задача, на решение которой направлено настоящее изобретение, заключается, следовательно, в устранении описанных недостатков путем разработки новой геометрии лопатки вентилятора или компрессора турбореактивного двигателя, которая обеспечивает оптимальные аэродинамические характеристики при всех условиях эксплуатации турбореактивного двигателя, минимизируя в то же время производимый шум. Настоящее изобретение нацелено также на создание вентилятора и компрессора турбореактивного двигателя, содержащего множество таких лопаток.The problem to which the present invention is directed, therefore, is to eliminate the described disadvantages by developing a new geometry of a fan blade or compressor of a turbojet engine, which provides optimal aerodynamic characteristics under all operating conditions of the turbojet engine, while minimizing the noise produced. The present invention also aims to provide a fan and compressor for a turbojet engine containing a plurality of such blades.
Для решения названной задачи предлагается вращающаяся лопатка турбореактивного двигателя, подверженная воздействию продольного газового потока и содержащая множество сечений, расположенных вдоль линии центров тяжести сечений лопатки, между основанием и внешней кромкой лопатки. Лопатка по изобретению ограничена в продольном направлении передней кромкой и задней кромкой и содержит, в направлении вдоль радиальной оси турбореактивного двигателя, нижнюю часть, среднюю часть и верхнюю часть. Нижняя часть лопатки расположена в радиальном направлении между основанием лопатки и нижней границей средней части, а верхняя часть расположена в радиальном направлении между верхней границей средней части и внешней кромкой лопатки. Лопатка по изобретению характеризуется тем, что линия передней кромки в нижней части имеет наклон в продольном направлении, линия передней кромки в средней части имеет наклон назад в продольном направлении, линия передней кромки в верхней части имеет наклон назад в продольном направлении, а линия центров тяжести сечений лопатки верхней части имеет наклон в тангенциальном направлении, противоположном направлению вращения лопатки.To solve this problem, a rotating blade of a turbojet engine is proposed, which is exposed to a longitudinal gas flow and contains many sections located along the line of centers of gravity of the sections of the blade, between the base and the outer edge of the blade. The blade according to the invention is limited in the longitudinal direction by the leading edge and the trailing edge and comprises, in the direction along the radial axis of the turbojet, a lower part, a middle part and an upper part. The lower part of the blade is located in the radial direction between the base of the blade and the lower boundary of the middle part, and the upper part is located in the radial direction between the upper boundary of the middle part and the outer edge of the blade. The blade according to the invention is characterized in that the leading edge line in the lower part has a slope in the longitudinal direction, the leading edge line in the middle part has a slope back in the longitudinal direction, the leading edge line in the upper part has a slope back in the longitudinal direction, and the line of centers of gravity of the cross sections the upper part of the blade has an inclination in the tangential direction opposite to the direction of rotation of the blade.
Сочетание высоко расположенной "граничной точки" (определяемой как точка передней кромки, имеющая наименьшее значение продольной координаты и, следовательно, находящаяся на нижней границе средней части передней кромки) и задней кромки, смещенной в продольном и тангенциальном направлениях противоположно направлению вращения лопатки, приводит к лучшему радиальному распределению давления газового потока, проходящего по лопатке. Это позволяет повысить расход потока в интенсивном режиме и увеличить КПД в режиме частичной загрузки. Такое повышение КПД и уменьшение угла атаки приводит к улучшению акустических характеристик. Следовательно, описанная геометрия лопатки способствует при работе в режиме слабой загрузки снижению акустического уровня до уровня, характерного для прямой лопатки, обладающей в этом режиме высокой эффективностью, а в интенсивном режиме - к улучшению эксплуатационных качеств лопатки с прогибом вследствие увеличения расхода и повышения КПД.The combination of a high “boundary point” (defined as the point of the leading edge having the smallest value of the longitudinal coordinate and, therefore, located on the lower boundary of the middle part of the leading edge) and the trailing edge, displaced in the longitudinal and tangential directions opposite to the direction of rotation of the blade, leads to better radial distribution of pressure of the gas flow passing through the blade. This allows you to increase the flow rate in intensive mode and increase efficiency in partial load mode. Such an increase in efficiency and a decrease in the angle of attack leads to an improvement in acoustic characteristics. Therefore, the described blade geometry helps to reduce the acoustic level to the level characteristic of a straight blade, which has high efficiency in this mode, and in the intensive mode, to improve the performance of the blade with deflection due to increased consumption and increased efficiency.
Радиальная высота "граничной точки" предпочтительно составляет от 40% до 75% радиальной высоты лопатки, измеренной от основания лопатки до ее внешней кромки.The radial height of the “boundary point” is preferably 40% to 75% of the radial height of the blade, measured from the base of the blade to its outer edge.
Угол наклона линии передней кромки в нижней части лопатки в продольном направлении относительно радиальной оси турбореактивного двигателя предпочтительно составляет от -5° до 15°. Соответственное ограничение угла сопряжения основания лопатки с внутренней стенкой канала течения воздушного потока позволяет ограничить механические напряжения, действующие на лопатку. Кроме того, линия центров тяжести сечений нижней части лопатки может дополнительно иметь наклон в тангенциальном направлении. Угол этого наклона в тангенциальном направлении относительно радиальной оси турбореактивного двигателя предпочтительно составляет от -5° до 15°.The angle of inclination of the leading edge line at the bottom of the blade in the longitudinal direction relative to the radial axis of the turbojet engine is preferably from -5 ° to 15 °. Corresponding limitation of the angle of contact of the blade base with the inner wall of the air flow channel allows limiting the mechanical stresses acting on the blade. In addition, the line of center of gravity of the sections of the lower part of the scapula may additionally have a slope in the tangential direction. The angle of this inclination in the tangential direction relative to the radial axis of the turbojet engine is preferably from -5 ° to 15 °.
Аналогичным образом, угол наклона линии передней кромки в средней части лопатки назад в продольном направлении относительно радиальной оси турбореактивного двигателя предпочтительно составляет от 5° до 20°. Кроме того, линия центров тяжести сечений средней части лопатки может дополнительно иметь наклон в тангенциальном направлении. Угол этого наклона в тангенциальном направлении относительно радиальной оси турбореактивного двигателя предпочтительно составляет от -5° до 15°.Similarly, the angle of inclination of the leading edge line in the middle of the blade backward in the longitudinal direction relative to the radial axis of the turbojet engine is preferably from 5 ° to 20 °. In addition, the line of centers of gravity of the sections of the middle part of the scapula may additionally have a slope in the tangential direction. The angle of this inclination in the tangential direction relative to the radial axis of the turbojet engine is preferably from -5 ° to 15 °.
Угол наклона линии передней кромки в верхней части лопатки назад в продольном направлении предпочтительно составляет от 20° до 50°, а угол наклона линии центров тяжести сечений этой же верхней части лопатки в тангенциальном направлении, противоположном направлению вращения, составляет от 20° до 50° относительно радиальной оси турбореактивного двигателя.The angle of inclination of the line of the leading edge in the upper part of the blade back in the longitudinal direction is preferably from 20 ° to 50 °, and the angle of inclination of the line of centers of gravity of the sections of the same upper part of the blade in the tangential direction opposite to the direction of rotation is from 20 ° to 50 ° relative to radial axis of a turbojet engine.
Согласно одному из вариантов осуществления изобретения верхняя часть передней кромки дополнительно содержит верхнюю зону, ограниченную в радиальном направлении внешней кромкой лопатки. Линия передней кромки данной зоны имеет наклон вперед в продольном направлении. Этот наклон вперед верхней зоны верхней части лопатки позволяет механически уравновесить лопатку, не снижая при этом ее эффективность.According to one embodiment of the invention, the upper part of the leading edge further comprises an upper zone bounded radially by the outer edge of the blade. The line of the leading edge of this zone has a forward inclination in the longitudinal direction. This forward inclination of the upper zone of the upper part of the blade allows you to mechanically balance the blade, without reducing its effectiveness.
Краткое описание чертежейBrief Description of the Drawings
Другие особенности и преимущества настоящего изобретения станут ясны из нижеследующего подробного описания, приводимого со ссылками на прилагаемые чертежи, на которых представлен один из возможных вариантов осуществления изобретения, не налагающий каких-либо ограничений. На чертежах:Other features and advantages of the present invention will become apparent from the following detailed description, given with reference to the accompanying drawings, in which one of the possible embodiments of the invention is presented, without imposing any restrictions. In the drawings:
- фиг.1 изображает в продольном разрезе часть вентилятора турбореактивного двигателя, оборудованного лопатками по одному из вариантов осуществления изобретения;- figure 1 depicts in longitudinal section a part of a fan of a turbojet engine equipped with blades according to one embodiment of the invention;
- на фиг.2 часть по фиг.1 представлена в разрезе по линии II-II;- in figure 2, the part in figure 1 is presented in section along the line II-II;
- фиг.3А и 3В схематично изображают соответственно продольный и поперечный разрезы лопатки по фиг.1; пунктиром схематично изображен профиль известной лопатки.- figa and 3B schematically depict, respectively, longitudinal and transverse sections of the blade of figure 1; the dotted line schematically shows the profile of a known blade.
Осуществление изобретенияThe implementation of the invention
На фиг.1 и 2 схематично изображена, в продольном и поперечном разрезах, часть вентилятора турбореактивного двигателя по одному из вариантов осуществления изобретения. Изображенный на этих чертежах вентилятор содержит ряд лопаток 2, расположенных с равномерным шагом по окружности диска 4. Каждая лопатка 2 прикреплена при помощи хвостовика 6 к диску 4, вращающемуся вокруг продольной оси Х-Х турбореактивного двигателя в направлении, обозначенном стрелкой F.Figure 1 and 2 schematically shows, in longitudinal and transverse sections, part of a fan of a turbojet engine according to one embodiment of the invention. The fan shown in these drawings contains a series of
Каждая лопатка 2 содержит также полку 8, расположенную на поверхности, расположенной вокруг продольной оси Х-Х. При установке лопаток на диске 4 полки 8 смежных лопаток соприкасаются и образуют внутреннюю стенку 10 канала течения воздушного потока 12, проходящего через вентилятор. Стенка 14 корпуса, окружающая вентилятор, образует внешнюю стенку канала воздушного потока.Each
В дальнейшем описании используется радиальная ось Z-Z турбореактивного двигателя, определяемая как ось, перпендикулярная продольной оси Х-Х и проходящая через центр тяжести сечения, соответствующего пересечению лопатки с внутренней стенкой канала течения воздушного потока. Тангенциальная ось Y-Y образует в сочетании с продольной осью Х-Х и радиальной осью Z-Z турбореактивного двигателя прямоугольную систему координат.In the further description, the radial Z-Z axis of the turbojet engine is used, defined as the axis perpendicular to the longitudinal axis XX and passing through the center of gravity of the cross section corresponding to the intersection of the blade with the inner wall of the air flow channel. The tangential axis Y-Y in combination with the longitudinal axis X-X and the radial axis Z-Z of the turbojet engine forms a rectangular coordinate system.
Лопатка 2, изображенная на чертежах, описывается множеством своих сечений (не показанных на чертежах), образующихся при пересечении лопатки плоскостями постоянной радиальной высоты, перпендикулярными радиальной оси Z-Z. Эти сечения проходят от полки 8 вдоль линии 15 центров тяжести сечений лопатки (фиг.3В). Линия 15 центров тяжести сечений лопатки образуется проекциями центров тяжести каждого из сечений лопатки на плоскость, проходящую через тангенциальную ось Y-Y и радиальную ось Z-Z. Как показано на фиг.3В, положение этой линии центров тяжести сечений лопаток является функцией радиальной высоты (т.е. положения вдоль радиальной оси Z-Z.) Линия центров тяжести сечений лопаток проходит, таким образом, от точки Za наименьшей высоты до точки Zb наибольшей высоты. Точка Za принадлежит к пересечению лопатки и внутренней стенки канала течения воздушного потока, а ее высота соответствует средней высоте точек передней кромки и задней кромки лопатки, находящихся в том же пересечении. Точка Zb соответствует высоте последнего сечения лопатки, полностью расположенного в канале течения воздушного потока.The
Лопатка дополнительно ограничена в радиальном направлении основанием 16 и внешней кромкой 18 лопатки, а в продольном направлении - передней кромкой 20 и задней кромкой 22. Лопатка 2, кроме того, закручена, начиная от ее основания 16 до внешней кромки 18, для взаимодействия с воздушным потоком 12, проходящим по лопатке в процессе ее работы. В частности, из фиг.3А и ЗВ видно, что лопатка может быть схематично разделена на нижнюю часть 24, среднюю часть 26 и верхнюю часть 28. Нижняя часть 24 расположена вдоль радиальной оси Z-Z турбореактивного двигателя между основанием 16 лопатки и нижней границей 30 средней части 26, а верхняя часть 28 расположена в радиальном направлении между верхней границей 32 средней части 26 и внешней кромкой 18 лопатки.The blade is further limited radially by the
В соответствии с изобретением линия 33 передней кромки 20 лопатки имеет в нижней части 24 лопатки наклон α вперед или назад в продольном направлении, а в средней части 26 лопатки - наклон β назад в продольном направлении. Кроме того, линия 33 передней кромки в верхней части 28 лопатки имеет наклон γ назад в продольном направлении, а линия 15 центров тяжести сечений лопатки в верхней части 28 лопатки - наклон δ в тангенциальном направлении, противоположном направлению вращения лопатки.According to the invention, the
Линия 33 передней кромки лопатки образуется проекцией точек передней кромки 20 лопатки с одинаковой радиальной высотой на меридианную плоскость, образованную продольной осью Х-Х и радиальной осью Z-Z (как это схематично изображено на фиг.3А, где ось Х-Х условно изображена проходящей через основание лопатки). Данная линия 33 передней кромки, таким образом, является функцией радиальной высоты (радиуса) точек передней кромки. Радиус точек передней кромки определен между точкой наименьшего радиуса Ra, которая соответствует пересечению передней кромки 20 лопатки и внутренней стенки канала течения воздушного потока, и точкой максимального радиуса Rb, соответствующей пересечению передней кромки и внешней кромки лопатки.The
Под "наклоном вперед" в продольном направлении линии 33 передней кромки следует понимать такое положение, при котором линия передней кромки 20 лопатки наклонена к передней части вентилятора, т.е. к входу воздушного потока 12, проходящего через этот вентилятор. Аналогично, "наклон назад" в продольном направлении означает, что линия передней кромки наклонена к задней части вентилятора, т.е. в направлении течения воздушного потока 12, проходящего через этот вентилятор. Кроме того, под "наклоном в тангенциальном направлении, противоположном направлению вращения лопатки", следует понимать такое положение, при котором линия 15 центров тяжести сечений лопатки наклонена относительно тангенциальной оси Y-Y, причем этот наклон в тангенциальном направлении осуществлен против направления вращения F вентилятора. Все углы наклонов α, β, γ и δ определены относительно радиальной оси Z-Z турбореактивного двигателя.By “tilting forward” in the longitudinal direction of the
В этой конфигурации передняя кромка лопатки по изобретению содержит "граничную точку" Rv, расположенную на уровне нижней границы 30 средней части 26 и соответствующую наименьшей продольной абсциссе, т.е. абсциссе, имеющей отрицательный знак при наибольшей абсолютной величине, поскольку абсцисса (линия, параллельная продольной оси Х-Х турбореактивного двигателя) ориентирована в направлении течения воздушного потока 12. Передняя кромка лопатки по изобретению имеет также прогиб назад, связанный с тангенциальным смещением сечений лопатки в направлении, противоположном направлению вращения вентилятора. На фиг.2 и 3В хорошо виден этот прогиб назад и соответствующее ему смещение в тангенциальном направлении.In this configuration, the leading edge of the vane according to the invention comprises a “boundary point” Rv located at the level of the
Полезное отличие настоящего изобретения заключается в том, что "граничная" точка Rv, соответствующая наименьшей продольной абсциссе ("точка наименьшей продольной абсциссы"), расположена на высоте, составляющей от 40% до 75% полной радиальной высоты лопатки. Эта радиальная высота измеряется от основания 16 до внешней кромки 18 лопатки. Наименьшая радиальная высота, равная 0%, соответствует по определению точке Ra пересечения передней кромки с внутренней стенкой канала течения воздушного потока, а наибольшая радиальная высота, равная 100%, соответствует точке Rb пересечения передней кромки с внешней кромкой у внешней стенки канала течения воздушного потока. Для сравнения на фиг.3А и 3В пунктирной линией изображена известная лопатка. Из фиг.3А заметно, в частности, что передняя кромка этой лопатки также содержит точку наименьшей продольной абсциссы. Эта точка наименьшей продольной абсциссы расположена, однако, значительно ниже, чем у лопатки по настоящему изобретению (на радиальной высоте, составляющей около 30%).A useful difference of the present invention is that the “boundary” point Rv corresponding to the smallest longitudinal abscissa (“point of smallest longitudinal abscissa”) is located at a height of 40% to 75% of the total radial height of the scapula. This radial height is measured from the base 16 to the
Кроме того, видно, что граница между средней частью 26 и верхней частью 28 лопатки определяется, с одной стороны, для линии 33 передней кромки путем деления сегмента, соединяющего точки Rv и Rb, на две равные части, а с другой стороны, для линии 15 центров тяжести сечений лопатки путем деления сегмента, соединяющего точки Zv (высота которой равна высоте точки Rv) и Zb, также на две равные части.In addition, it can be seen that the boundary between the
Другое полезное отличие настоящего изобретения заключается в том, что угол наклона α линии 33 передней кромки в нижней части 24 в продольном направлении составляет от -5° до 15°. Следует отметить, что, если величина этого наклона отрицательна, он соответствует наклону линии передней кромки назад, а если она положительна, этот наклон соответствует наклону вперед. Данная конфигурация позволяет ограничить угол сопряжения основания 16 лопатки с внутренней стенкой канала течения воздушного потока. Механические напряжения, действующие на лопатку на уровне ее нижней части, благодаря этому становятся меньше, чем в случае известной лопатки, для которой этот угол сопряжения больше. Дополнительно, угол наклона β линии 33 передней кромки в средней части 26 лопатки назад в продольном направлении предпочтительно составляет от 5° до 20°.Another useful difference of the present invention is that the inclination angle α of the
Еще одно полезное отличие настоящего изобретения заключается в том, что линия передней кромки в верхней части 28 лопатки имеет наклон γ назад в продольном направлении (фиг.3А), угол которого составляет от 20° до 50°, а линия 15 центров тяжести сечений верхней части лопатки имеет наклон δ в тангенциальном направлении, противоположном направлению вращения лопатки (фиг.3В), угол которого относительно радиальной оси Z-Z турбореактивного двигателя составляет от 20° до 50°.Another useful difference of the present invention is that the line of the leading edge in the
Дальнйшее полезное отличие настоящего изобретения заключается в том, что линия 15 центров тяжести сечений нижней части 24 лопатки может также иметь наклон φ в тангенциальном направлении. Угол этого наклона φ в тангенциальном направлении относительно радиальной оси Z-Z турбореактивного двигателя предпочтительно составляет от -5° до 15°. Если угол этого наклона φ отрицателен, наклон φ направлен против направления вращения лопатки, а если этот угол положителен, он направлен по направлению вращения лопатки.A further useful difference of the present invention is that the
Кроме того, линия 15 центров тяжести сечений средней части 26 лопатки может также иметь наклон ε в тангенциальном направлении. Угол этого наклона ε в тангенциальном направлении относительно радиальной оси Z-Z турбореактивного двигателя предпочтительно составляет от -5° до 15°. Если угол этого наклона ε отрицателен, наклон ε направлен по направлению вращения лопатки, а если этот угол положителен, он направлен против направления вращения лопатки.In addition, the
Все эти наклоны α, β, γ, δ, φ и ε соответствуют прогибу назад, явно выраженному и в продольном, и в тангенциальном направлениях. Сочетание этого прогиба назад и наличия высоко расположенной "граничной точки" позволяет, в частности, значительно уменьшить угол атаки профилей лопатки. Это значительное уменьшение угла атаки, в частности, приводит на уровне верхней части 28 лопатки к установлению особого режима, позволяющего уменьшить широкополосные шумы, порождаемые течением воздуха, проходящего через вентилятор. Кроме того, разделение давления воздушного потока, проходящего через вентилятор, в радиальном направлении по лопатке согласно настоящему изобретению позволяет сосредоточить прохождение воздушного потока в верхней части лопатки.All these slopes α, β, γ, δ, φ, and ε correspond to the backward deflection, which is clearly expressed both in the longitudinal and tangential directions. The combination of this backward deflection and the presence of a high “boundary point” allows, in particular, to significantly reduce the angle of attack of the blade profiles. This significant decrease in the angle of attack, in particular, leads to the establishment of a special regime at the level of the
При необходимости в одном из вариантов осуществления изобретения может быть предусмотрена возможность наклона вперед (на чертежах это не показано) сечений верхней части лопатки с целью улучшения механических свойств лопатки. Данные сечения расположены в верхней зоне верхней части 28 лопатки, заключенной между 80% и 100% ее радиальной высоты. Наклон этих сечений пера лопатки вперед соответствует наклону линии передней кромки этой зоны вперед в продольном направлении. Угол этого наклона может, например, составлять от 5° до 20°. Локальный наклон этих сечений уравновешивает лопатку, ограничивая расстояния между центрами тяжести сечений лопатки, не влияя в то же время на аэродинамические параметры геометрии лопатки.If necessary, in one embodiment of the invention, it may be possible to tilt forward (not shown in the drawings) cross sections of the upper part of the blade in order to improve the mechanical properties of the blade. These sections are located in the upper zone of the
Вышеописанная лопатка является частью вентилятора турбореактивного двигателя. Однако должно быть понятно, что настоящее изобретение охватывает также лопатки компрессоров высокого и низкого давления турбореактивного двигателя. Дополнительно следует отметить, что другие геометрические характеристики лопатки (хорда, толщина, профиль задней кромки, вогнутость лопатки и т.д.) не были описаны потому, что не являются предметом настоящего изобретения.The above blade is part of a turbojet engine fan. However, it should be understood that the present invention also covers the blades of high and low pressure compressors of a turbojet engine. Additionally, it should be noted that other geometric characteristics of the blade (chord, thickness, trailing edge profile, concavity of the blade, etc.) have not been described because they are not the subject of the present invention.
Claims (11)
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR0302380 | 2003-02-27 | ||
| FR0302380A FR2851798B1 (en) | 2003-02-27 | 2003-02-27 | TURBOREACTOR TURBINE BOW |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2004105544A RU2004105544A (en) | 2005-08-10 |
| RU2336421C2 true RU2336421C2 (en) | 2008-10-20 |
Family
ID=32749736
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2004105544/06A RU2336421C2 (en) | 2003-02-27 | 2004-02-26 | Turbojet engine rotary blade and turbojet engine rotary assembly |
Country Status (9)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US7108486B2 (en) |
| EP (1) | EP1452741B1 (en) |
| JP (2) | JP4705333B2 (en) |
| CA (1) | CA2458417C (en) |
| DE (1) | DE602004005906T2 (en) |
| ES (1) | ES2283954T3 (en) |
| FR (1) | FR2851798B1 (en) |
| RU (1) | RU2336421C2 (en) |
| UA (1) | UA82649C2 (en) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2600844C2 (en) * | 2010-11-10 | 2016-10-27 | Снекма | Method of optimizing profile of blade from composite material for turbo-machine moving wheel and a blade having compensable stud |
| RU2635734C2 (en) * | 2012-04-04 | 2017-11-15 | Снекма | Turbomachine rotor blade |
Families Citing this family (19)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| DE102004011607B4 (en) * | 2004-03-10 | 2016-11-24 | MTU Aero Engines AG | Compressor of a gas turbine and gas turbine |
| DE102005042115A1 (en) * | 2005-09-05 | 2007-03-08 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Blade of a fluid flow machine with block-defined profile skeleton line |
| JP4863162B2 (en) * | 2006-05-26 | 2012-01-25 | 株式会社Ｉｈｉ | Fan blade of turbofan engine |
| FR2908152B1 (en) * | 2006-11-08 | 2009-02-06 | Snecma Sa | TURBOMACHINE TURBINE BOW |
| US7806653B2 (en) * | 2006-12-22 | 2010-10-05 | General Electric Company | Gas turbine engines including multi-curve stator vanes and methods of assembling the same |
| DE102007020476A1 (en) * | 2007-04-27 | 2008-11-06 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Leading edge course for turbomachinery components |
| JP4923073B2 (en) * | 2009-02-25 | 2012-04-25 | 株式会社日立製作所 | Transonic wing |
| FR2969230B1 (en) * | 2010-12-15 | 2014-11-21 | Snecma | COMPRESSOR BLADE WITH IMPROVED STACKING LAW |
| US8684698B2 (en) * | 2011-03-25 | 2014-04-01 | General Electric Company | Compressor airfoil with tip dihedral |
| FR2986285B1 (en) | 2012-01-30 | 2014-02-14 | Snecma | DAWN FOR TURBOREACTOR BLOWER |
| US20130202443A1 (en) * | 2012-02-07 | 2013-08-08 | Applied Thermalfluid Analysis Center, Ltd. | Axial flow device |
| US9121285B2 (en) * | 2012-05-24 | 2015-09-01 | General Electric Company | Turbine and method for reducing shock losses in a turbine |
| FR2991373B1 (en) * | 2012-05-31 | 2014-06-20 | Snecma | BLOWER DAWN FOR AIRBORNE AIRCRAFT WITH CAMBRE PROFILE IN FOOT SECTIONS |
| FR2993323B1 (en) * | 2012-07-12 | 2014-08-15 | Snecma | TURBOMACHINE DAWN HAVING A PROFIL CONFIGURED TO OBTAIN IMPROVED AERODYNAMIC AND MECHANICAL PROPERTIES |
| JP5705945B1 (en) * | 2013-10-28 | 2015-04-22 | ミネベア株式会社 | Centrifugal fan |
| US9845684B2 (en) * | 2014-11-25 | 2017-12-19 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Airfoil with stepped spanwise thickness distribution |
| WO2020095470A1 (en) | 2018-11-05 | 2020-05-14 | 株式会社Ihi | Rotor blade of axial-flow fluid machine |
| DE102019107839A1 (en) * | 2019-03-27 | 2020-10-01 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Rotor blade of a turbomachine |
| IT202100032258A1 (en) * | 2021-12-22 | 2023-06-22 | Cofimco Srl | INDUSTRIAL AXIAL FAN BLADE |
Family Cites Families (8)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3989406A (en) * | 1974-11-26 | 1976-11-02 | Bolt Beranek And Newman, Inc. | Method of and apparatus for preventing leading edge shocks and shock-related noise in transonic and supersonic rotor blades and the like |
| US5642985A (en) * | 1995-11-17 | 1997-07-01 | United Technologies Corporation | Swept turbomachinery blade |
| US6071077A (en) * | 1996-04-09 | 2000-06-06 | Rolls-Royce Plc | Swept fan blade |
| GB9607316D0 (en) * | 1996-04-09 | 1996-06-12 | Rolls Royce Plc | Swept fan blade |
| DE19812624A1 (en) * | 1998-03-23 | 1999-09-30 | Bmw Rolls Royce Gmbh | Rotor blade of an axial flow machine |
| US6331100B1 (en) * | 1999-12-06 | 2001-12-18 | General Electric Company | Doubled bowed compressor airfoil |
| US6338609B1 (en) * | 2000-02-18 | 2002-01-15 | General Electric Company | Convex compressor casing |
| US6524070B1 (en) * | 2000-08-21 | 2003-02-25 | General Electric Company | Method and apparatus for reducing rotor assembly circumferential rim stress |
-
2003
- 2003-02-27 FR FR0302380A patent/FR2851798B1/en not_active Expired - Fee Related
-
2004
- 2004-02-04 EP EP04290292A patent/EP1452741B1/en not_active Expired - Lifetime
- 2004-02-04 DE DE602004005906T patent/DE602004005906T2/en not_active Expired - Lifetime
- 2004-02-04 ES ES04290292T patent/ES2283954T3/en not_active Expired - Lifetime
- 2004-02-12 US US10/776,274 patent/US7108486B2/en not_active Expired - Lifetime
- 2004-02-13 JP JP2004035958A patent/JP4705333B2/en not_active Expired - Lifetime
- 2004-02-26 RU RU2004105544/06A patent/RU2336421C2/en active
- 2004-02-27 CA CA2458417A patent/CA2458417C/en not_active Expired - Lifetime
- 2004-02-27 UA UA2004021455A patent/UA82649C2/en unknown
-
2008
- 2008-09-24 JP JP2008243691A patent/JP2008303889A/en not_active Withdrawn
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2600844C2 (en) * | 2010-11-10 | 2016-10-27 | Снекма | Method of optimizing profile of blade from composite material for turbo-machine moving wheel and a blade having compensable stud |
| RU2635734C2 (en) * | 2012-04-04 | 2017-11-15 | Снекма | Turbomachine rotor blade |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| FR2851798A1 (en) | 2004-09-03 |
| CA2458417A1 (en) | 2004-08-27 |
| EP1452741A1 (en) | 2004-09-01 |
| FR2851798B1 (en) | 2005-04-29 |
| ES2283954T3 (en) | 2007-11-01 |
| JP4705333B2 (en) | 2011-06-22 |
| JP2004257380A (en) | 2004-09-16 |
| RU2004105544A (en) | 2005-08-10 |
| US7108486B2 (en) | 2006-09-19 |
| CA2458417C (en) | 2011-09-20 |
| US20040170502A1 (en) | 2004-09-02 |
| DE602004005906D1 (en) | 2007-05-31 |
| DE602004005906T2 (en) | 2008-01-17 |
| EP1452741B1 (en) | 2007-04-18 |
| JP2008303889A (en) | 2008-12-18 |
| UA82649C2 (en) | 2008-05-12 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2336421C2 (en) | Turbojet engine rotary blade and turbojet engine rotary assembly | |
| JP5354887B2 (en) | Swept blade for turbomachinery | |
| RU2220329C2 (en) | Curved blade of compressor | |
| CN1272524C (en) | Turbomachine blade unit | |
| KR100827055B1 (en) | Double bowed compressor airfoil | |
| RU2219377C2 (en) | Blade with narrow middle part | |
| CN101460706B (en) | Guide blade for turbomachinery, in particular for a steam turbine | |
| JP5235253B2 (en) | Convex compressor casing | |
| JP4640339B2 (en) | Wall shape of axial flow machine and gas turbine engine | |
| RU2495254C2 (en) | Impeller blade of compressor with variable elliptical connection | |
| CN106574509B (en) | Compressor airfoil | |
| US6358003B2 (en) | Rotor blade an axial-flow engine | |
| US20080044273A1 (en) | Turbomachine with reduced leakage penalties in pressure change and efficiency | |
| US20050019152A1 (en) | Recirculation structure for a turbocompressor | |
| KR102196815B1 (en) | Radial or mixed-flow compressor diffuser having vanes | |
| JPH10502150A (en) | Flow orientation assembly for the compression region of rotating machinery | |
| JP2001214893A (en) | Curved barrel aerofoil | |
| US9377029B2 (en) | Blade of a turbomachine | |
| CA2669101C (en) | Blade row of axial flow type compressor | |
| US6457941B1 (en) | Fan rotor with construction and safety performance optimization | |
| US10787909B2 (en) | Asymmetrical shroud for a compressor of a turbine engine | |
| JP4115180B2 (en) | Impeller and centrifugal compressor | |
| US11982204B2 (en) | Turbomachine part or assembly of parts | |
| CN109209995B (en) | Axial flow compressor | |
| JPH10213094A (en) | Impeller for centrifugal compressor |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PD4A | Correction of name of patent owner | ||
| PD4A | Correction of name of patent owner |